Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

GOE 652 AIRFOIL (goe652-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 652 AIRFOIL (goe652-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.44 at α=10°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe652-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe652-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 652 AIRFOIL                                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -16.000  -0.2021   0.19638   0.18818  -0.0428   1.0000   0.1350
 -15.750  -0.2059   0.19668   0.18855  -0.0421   1.0000   0.1361
 -15.250  -0.2135   0.19605   0.18809  -0.0399   1.0000   0.1372
 -15.000  -0.2097   0.19292   0.18502  -0.0381   1.0000   0.1382
 -14.750  -0.2092   0.19128   0.18344  -0.0363   1.0000   0.1396
 -14.500  -0.2102   0.19023   0.18246  -0.0347   1.0000   0.1412
 -14.250  -0.2123   0.18942   0.18171  -0.0332   1.0000   0.1430
 -14.000  -0.2155   0.18886   0.18121  -0.0318   1.0000   0.1449
 -13.750  -0.2206   0.18885   0.18127  -0.0307   1.0000   0.1466
 -13.500  -0.2289   0.18990   0.18238  -0.0298   1.0000   0.1476
 -13.000  -0.2351   0.18783   0.18044  -0.0276   1.0000   0.1488
 -12.750  -0.2312   0.18495   0.17761  -0.0260   1.0000   0.1499
 -12.500  -0.2303   0.18328   0.17599  -0.0247   1.0000   0.1513
 -12.250  -0.2308   0.18206   0.17483  -0.0234   1.0000   0.1529
 -12.000  -0.2321   0.18105   0.17387  -0.0223   1.0000   0.1546
 -11.750  -0.2346   0.18029   0.17316  -0.0213   1.0000   0.1566
 -11.500  -0.2397   0.18020   0.17312  -0.0206   1.0000   0.1587
 -11.250  -0.2503   0.18171   0.17468  -0.0202   1.0000   0.1599
 -11.000  -0.2633   0.18360   0.17665  -0.0198   1.0000   0.1605
 -10.750  -0.2514   0.17795   0.17105  -0.0183   1.0000   0.1616
 -10.500  -0.2477   0.17549   0.16863  -0.0170   1.0000   0.1629
 -10.250  -0.2468   0.17393   0.16712  -0.0158   1.0000   0.1645
 -10.000  -0.2475   0.17274   0.16598  -0.0148   1.0000   0.1664
  -9.750  -0.2493   0.17178   0.16506  -0.0139   1.0000   0.1683
  -9.500  -0.2527   0.17112   0.16445  -0.0132   1.0000   0.1704
  -9.250  -0.2597   0.17130   0.16467  -0.0127   1.0000   0.1723
  -9.000  -0.2729   0.17297   0.16640  -0.0124   1.0000   0.1733
  -8.750  -0.2886   0.17497   0.16848  -0.0120   1.0000   0.1738
  -8.500  -0.2722   0.16861   0.16214  -0.0106   1.0000   0.1750
  -8.250  -0.2668   0.16589   0.15946  -0.0093   1.0000   0.1767
  -8.000  -0.2656   0.16432   0.15794  -0.0082   1.0000   0.1788
  -7.750  -0.2666   0.16320   0.15686  -0.0073   1.0000   0.1812
  -7.500  -0.2698   0.16242   0.15612  -0.0065   1.0000   0.1837
  -7.250  -0.2771   0.16244   0.15618  -0.0060   1.0000   0.1862
  -7.000  -0.2926   0.16414   0.15793  -0.0057   1.0000   0.1876
  -6.750  -0.3159   0.16719   0.16105  -0.0052   1.0000   0.1882
  -6.500  -0.2992   0.16107   0.15497  -0.0043   1.0000   0.1893
  -6.250  -0.2904   0.15761   0.15155  -0.0031   1.0000   0.1908
  -6.000  -0.2876   0.15565   0.14963  -0.0020   1.0000   0.1926
  -5.750  -0.2878   0.15427   0.14829  -0.0010   1.0000   0.1948
  -5.500  -0.2901   0.15321   0.14727  -0.0001   1.0000   0.1972
  -5.250  -0.2955   0.15255   0.14664   0.0007   1.0000   0.2000
  -5.000  -0.3088   0.15319   0.14733   0.0013   1.0000   0.2025
  -4.750  -0.3353   0.15581   0.15000   0.0025   1.0000   0.2037
  -4.500  -0.3584   0.15699   0.15127   0.0042   1.0000   0.2043
  -4.250  -0.3212   0.14884   0.14313   0.0041   1.0000   0.2066
  -4.000  -0.3161   0.14658   0.14091   0.0052   1.0000   0.2089
  -3.750  -0.3169   0.14521   0.13958   0.0064   1.0000   0.2116
  -3.500  -0.3220   0.14426   0.13868   0.0076   1.0000   0.2145
  -3.250  -0.3329   0.14392   0.13838   0.0090   1.0000   0.2174
  -3.000  -0.3512   0.14604   0.14053   0.0078   0.9959   0.2203
  -2.750  -0.3509   0.14649   0.14100   0.0025   0.9900   0.2217
  -2.500  -0.3259   0.14117   0.13570   0.0035   0.9824   0.2237
  -2.250  -0.3059   0.13904   0.13359   0.0022   0.9757   0.2268
  -2.000  -0.2931   0.13738   0.13195   0.0005   0.9651   0.2311
  -1.750  -0.2898   0.13696   0.13154  -0.0018   0.9567   0.2363
  -1.500  -0.2731   0.13788   0.13244  -0.0127   0.9457   0.2406
  -1.250  -0.2708   0.13398   0.12859  -0.0085   0.9358   0.2424
  -1.000  -0.2468   0.13248   0.12709  -0.0097   0.9271   0.2468
  -0.750  -0.2434   0.13049   0.12514  -0.0097   0.9144   0.2508
  -0.500  -0.2081   0.13289   0.12747  -0.0285   0.9039   0.2597
  -0.250  -0.2015   0.12877   0.12339  -0.0240   0.8915   0.2612
   0.000  -0.2005   0.12660   0.12128  -0.0208   0.8829   0.2634
   0.250  -0.1788   0.12518   0.11986  -0.0219   0.8697   0.2695
   0.500  -0.1379   0.12599   0.12061  -0.0385   0.8553   0.2810
   0.750  -0.1232   0.12342   0.11807  -0.0347   0.8463   0.2840
   1.000  -0.1336   0.12134   0.11606  -0.0312   0.8352   0.2863
   1.500  -0.0685   0.12029   0.11495  -0.0469   0.8126   0.3038
   1.750  -0.0515   0.11874   0.11342  -0.0445   0.8031   0.3096
   2.000  -0.0481   0.11805   0.11276  -0.0450   0.7952   0.3166
   2.250  -0.0015   0.11731   0.11196  -0.0550   0.7832   0.3278
   2.500   0.0318   0.11802   0.11263  -0.0586   0.7787   0.3404
   2.750   0.0448   0.11700   0.11163  -0.0641   0.7693   0.3482
   3.000   0.0580   0.11579   0.11044  -0.0623   0.7612   0.3562
   3.250   0.1097   0.11700   0.11158  -0.0713   0.7563   0.3734
   3.500   0.1011   0.11562   0.11026  -0.0694   0.7480   0.3791
   3.750   0.1368   0.11571   0.11032  -0.0750   0.7405   0.3960
   4.000   0.1827   0.11692   0.11149  -0.0813   0.7361   0.4177
   4.250   0.2032   0.11776   0.11233  -0.0851   0.7334   0.4350
   4.500   0.2192   0.11769   0.11227  -0.0884   0.7231   0.4527
   4.750   0.2454   0.11776   0.11234  -0.0898   0.7169   0.4755
   5.000   0.2922   0.12032   0.11485  -0.0948   0.7134   0.5147
   5.250   0.2768   0.11904   0.11365  -0.0917   0.7100   0.5210
   6.250   0.3105   0.11879   0.11358  -0.0847   0.6889   0.6919
   6.500   0.3119   0.11783   0.11267  -0.0828   0.6804   0.7224
   6.750   0.3370   0.11824   0.11307  -0.0842   0.6746   0.7583
   7.000   0.4110   0.12351   0.11823  -0.0956   0.6704   0.7835
   7.250   0.4016   0.12246   0.11726  -0.0963   0.6600   0.7804
   7.500   0.6839   0.14291   0.13676  -0.1714   0.6354   0.4678
   7.750   0.7684   0.15036   0.14403  -0.1828   0.6283   0.4721
   8.000   0.7502   0.14930   0.14302  -0.1826   0.6161   0.4708
   8.250   0.7987   0.15372   0.14744  -0.1865   0.6085   0.4794
   8.500   0.7927   0.15461   0.14837  -0.1875   0.5987   0.4809
   8.750   0.8454   0.15942   0.15308  -0.1936   0.5884   0.4884
   9.000   0.8491   0.16161   0.15526  -0.1962   0.5799   0.4912
   9.250   0.8757   0.16446   0.15815  -0.1980   0.5696   0.4994
   9.500   0.9056   0.16938   0.16302  -0.2018   0.5641   0.5061
   9.750   0.9146   0.17068   0.16429  -0.2041   0.5509   0.5107
  10.000   0.9635   0.17722   0.17081  -0.2072   0.5453   0.5240
  10.250   0.9433   0.17674   0.17038  -0.2081   0.5367   0.5239
  10.500   0.9769   0.18077   0.17434  -0.2114   0.5277   0.5330
  10.750   1.0073   0.18652   0.18007  -0.2136   0.5236   0.5450
  11.000   0.9962   0.18600   0.17958  -0.2150   0.5132   0.5473
  11.250   1.0263   0.19020   0.18374  -0.2171   0.5066   0.5581
  11.500   1.0565   0.19637   0.18983  -0.2197   0.5030   0.5709
  11.750   1.0442   0.19527   0.18877  -0.2211   0.4926   0.5732
  12.000   1.0718   0.19937   0.19285  -0.2225   0.4861   0.5879
  12.250   1.1024   0.20600   0.19944  -0.2243   0.4828   0.6025
  12.500   1.0864   0.20405   0.19753  -0.2261   0.4727   0.6043
  12.750   1.1143   0.20827   0.20172  -0.2273   0.4657   0.6216
  13.000   1.1366   0.21385   0.20729  -0.2289   0.4621   0.6387
  13.250   1.1284   0.21266   0.20613  -0.2308   0.4513   0.6443
  13.500   1.1598   0.21780   0.21126  -0.2317   0.4448   0.6676
<< Back to GOE 652 AIRFOIL (goe652-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 652 AIRFOIL (goe652-il)